RU2476729C1 - Gas turbine axial compressor wheel - Google Patents

Gas turbine axial compressor wheel Download PDF

Info

Publication number
RU2476729C1
RU2476729C1 RU2011131736/06A RU2011131736A RU2476729C1 RU 2476729 C1 RU2476729 C1 RU 2476729C1 RU 2011131736/06 A RU2011131736/06 A RU 2011131736/06A RU 2011131736 A RU2011131736 A RU 2011131736A RU 2476729 C1 RU2476729 C1 RU 2476729C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
contact faces
split ring
disc
gaps
Prior art date
Application number
RU2011131736/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Юрьевич Еричев
Тамара Петровна Коновалова
Андрей Валерьевич Узбеков
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority to RU2011131736/06A priority Critical patent/RU2476729C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2476729C1 publication Critical patent/RU2476729C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: gas turbine axial compressor wheel comprises disc with thrust ledge and connection elements, vanes with butts, means for closure of gaps and means for axial fixation of vanes in dovetail lock joint. Connection elements are arranged along disc circle and composed of disc thrust surface and two lateral contact faces. Contact faces are directed along planes inclined in opposite direction relative to disc lengthwise surface. Outline of thrust surface and lateral contact faces follow inner outline of disc connection elements. Angular connections between thrust surface and disc connection element lateral contact faces are rounded to radius. Vane butt lateral contact faces are chamfered by chord smaller that fillet radius. Said means for axial fixation is composed of split ring and cutouts for the latter in disc thrust ledge and vane butt. Split ring is fitted in said cutout to make lock joint. Fillet and chamfer radii are selected to ensure maximum basic strength. Said means for closure of gaps is composed of element tightly abutting the disc on thrust ledge side.
EFFECT: decreased wheel weight gas flow via lock joint gaps, higher reliability.
4 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности, применимо в области компрессоростроения и может быть использовано в рабочих колесах осевых компрессоров газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of turbomachinery, in particular, is applicable in the field of compressor engineering and can be used in the impellers of axial compressors of gas turbine engines.

Как правило, лопатки осевых компрессоров крепятся к диску с помощью соединений типа ласточкин хвост. Проектирование подобных соединений предусматривает выполнение условия, чтобы опорные поверхности лопаток располагались в соединительном элементе диска в максимально совмещенном положении. Однако все соединительные элементы диска и лопатки должны быть выполнены с зазором, в том числе и в местах угловых сопряжений граней, чтобы позволить осуществить сборку элемента лопатки. Кроме того, места угловых сопряжений граней пазов диска являются концентраторами напряжений, которые обычно компенсируют частичным округлением граней пазов, а радиальные сопряжения на гранях хвостовиков лопаток для упрощения обработки выполняют в виде фаски по толщине хвостовиков лопатки, что при определенном ресурсе работы двигателя не вызывает их разрушения. Образующиеся при этом зазоры обеспечивают минимум перетекания воздуха или газа из области повышенного давления (за колесом) на вход по зазорам в замковом соединении. С повышением ресурса работы двигателя, выполненные округления уже не исключают разрушение граней, а увеличение радиуса округления приводит к недопустимым перетеканиям воздуха или газа из области повышенного давления.Typically, axial compressor blades are attached to the disc using dovetail connections. The design of such joints provides for the condition that the supporting surfaces of the blades are located in the connecting element of the disk in the maximum combined position. However, all the connecting elements of the disk and the blades must be made with a gap, including in the places of angular conjugation of the faces, in order to allow the assembly of the blade element. In addition, the places of angular mating of the faces of the grooves of the disk are stress concentrators, which are usually compensated by a partial rounding of the faces of the grooves, and the radial mates on the faces of the shanks of the blades to simplify the processing are in the form of a chamfer along the thickness of the shanks of the blade, which, for a certain service life of the engine does not cause their destruction . The gaps resulting from this provide a minimum of flow of air or gas from the high-pressure area (behind the wheel) to the inlet through the gaps in the castle connection. With an increase in the service life of the engine, the rounding performed does not exclude the destruction of faces, and an increase in the rounding radius leads to unacceptable flow of air or gas from the high-pressure region.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащее диск с упорным выступом и пазами, выполненными по окружности диска и образованными опорной плоскостью диска и двумя боковыми контактными гранями, направленными по плоскостям, противоположно наклоненным относительно продольной плоскости диска, лопатки с хвостовиком, контур опорной плоскости и боковых контактных граней которого повторяет внутренний контур паза, средство для перекрытия зазоров и средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост».The closest in technical essence and the achieved result is the impeller of the axial compressor of a gas turbine engine containing a disk with a thrust protrusion and grooves made around the circumference of the disk and formed by the supporting plane of the disk and two side contact faces directed along planes oppositely inclined relative to the longitudinal plane of the disk, blades with a shank, the contour of the supporting plane and lateral contact faces of which follows the internal contour of the groove, means for overlapping azorov and means of axial fixation of the blades in the castle connection type "dovetail".

/RU №2368814, МПК8 F04D 29/34, F01D 5/30, опубл. 2009/./ RU No. 2368814, IPC 8 F04D 29/34, F01D 5/30, publ. 2009 /.

В известном рабочем колесе, за счет использования пластин закрывающих зазоры в местах соединения лопатки с диском, минимизированы расходы перетекающего газа. Однако колесо отличается сложностями в сборке и монтаже, характеризуется значительным увеличением веса, а наличие закладных элементов снижает надежность его работы, что не позволяет значимо увеличить рабочий ресурс колеса и сократить затраты на его производство и эксплуатацию.In the known impeller, through the use of plates closing the gaps at the junction of the blade with the disk, the flow of gas is minimized. However, the wheel is characterized by difficulties in assembly and installation, it is characterized by a significant increase in weight, and the presence of embedded elements reduces the reliability of its operation, which does not significantly increase the working life of the wheel and reduce the cost of its production and operation.

Задача изобретения - разработать рабочее колесо осевого компрессора, обладающее свойствами, позволяющими увеличить его рабочий ресурс.The objective of the invention is to develop an impeller of an axial compressor with properties that allow to increase its working life.

Ожидаемый технический результат - снижение веса колеса в сборке, сведение до минимума перетекания газа через зазоры в замковом соединении.The expected technical result is a reduction in the weight of the wheel in the assembly, minimizing the flow of gas through the gaps in the castle connection.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном рабочем колесе осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащем диск с упорным выступом и соединительными элементами диска, выполненными по окружности диска и образованными опорной плоскостью диска и двумя боковыми контактными гранями, направленными по плоскостям, противоположно наклоненным относительно продольной плоскости диска, лопатки с хвостовиком, контур опорной плоскости и боковых контактных граней которого повторяет внутренний контур соединительных элементов диска, средство для перекрытия зазоров и средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост», по предложению, угловые сопряжения опорной плоскости и боковых контактных граней соединительных элементов диска выполнены скругленными по радиусу, а на боковых контактных гранях хвостовиков лопаток выполнены фаски по хорде, меньшей радиуса округления, средство осевой фиксации лопаток выполнено в виде разрезного кольца и прорезей под разрезное кольцо в упорном выступе диска и хвостовике лопаток, разрезное кольцо установлено в прорези и образует замковое соединение, при этом величина радиуса округления и фаски выбраны из расчета предельной нормативной прочности, а средство для перекрытия зазоров выполнено в виде элемента, плотно прилегающего к диску со стороны расположения упорного выступа. Средство для перекрытия зазоров может быть выполнено в виде утолщений по фаске на боковых контактных гранях хвостовиков лопаток, утолщение скруглено по радиусу округления соединительном элементе диска и сопрягается с ним. Средство для перекрытия зазоров может быть выполнено в виде разрезного кольца с выступами, равномерно распределенными по внутренней стороне разрезного кольца, при этом выступы выполнены с возможностью перекрытия отверстий от зазоров по контуру соединений пазов диска и лопаток при установленном разрезном кольце в замковом соединении. В каждом выступе разрезного кольца могут быть выполнены отверстия.The expected technical result is achieved by the fact that in the known impeller of the axial compressor of a gas turbine engine containing a disk with a thrust protrusion and connecting elements of the disk, made around the circumference of the disk and formed by the supporting plane of the disk and two side contact faces directed along planes oppositely inclined relative to the longitudinal plane a disk, vanes with a shank, the contour of the supporting plane and side contact faces of which follows the inner contour of the connecting disk elements, means for closing the gaps and means for axially fixing the blades in the dovetail lock joint, on offer, the angular mates of the supporting plane and side contact faces of the disk connecting elements are made rounded in radius, and chamfers made on the side contact faces of the blade shafts a chord with a smaller radius of rounding, the axial fixation tool for the blades is made in the form of a split ring and slots for a split ring in the thrust protrusion of the disk and the shank of the blades, split sealing rings set into the slot and forms a locking connection, wherein the radius of rounding is selected and a chamfer at the rate limiting characteristic strength, and means for covering clearances formed as a member adherent to the disc by the axial location of the protrusion. The tool for closing the gaps can be made in the form of thickenings along the chamfer on the lateral contact faces of the shanks of the blades, the thickening is rounded along the radius of rounding of the connecting element of the disk and mates with it. The means for closing the gaps can be made in the form of a split ring with protrusions evenly distributed on the inner side of the split ring, while the protrusions are configured to overlap the holes from the gaps along the contour of the grooves of the disk and the blades when the split ring is installed in the castle connection. Holes can be made in each protrusion of the split ring.

Фиг.1 - рабочее колесо скомплектовано лопаткой с утолщением;Figure 1 - the impeller is equipped with a blade with a thickening;

Фиг.2 - рабочая лопатка с утолщением;Figure 2 - working blade with a thickening;

Фиг.3 - рабочее колесо скомплектовано лопаткой с фаской;Figure 3 - the impeller is equipped with a chamfered blade;

Фиг.4 - рабочая лопатка с фаской;Figure 4 - working blade with a bevel;

Фиг.5 - разрезное кольцо.5 is a split ring.

Рабочее колесо осевого компрессора содержит диск 1 с упорным выступом 2, соединительный элемент диска 3, ограниченный опорной поверхностью 4 и боковыми контактными поверхностями 5, лопатку 6 с хвостовиком 7, повторяющим контуры соединительного элемента диска 3, разрезное кольцо 8. На хвостовике 7 лопатки 6 выполнена фаска 9 и прорезь 10 под разрезное кольцо 8. Хвостовик 7 лопатки на конце фаски 9 содержит утолщение 11, округление 12. Разрезное кольцо 8 может содержать выступы 13, равномерно расположенные по внутреннему периметру кольца 8. Выступы 13 могут содержать отверстия 14.The impeller of the axial compressor contains a disk 1 with a thrust protrusion 2, a connecting element of the disk 3, limited by the supporting surface 4 and the side contact surfaces 5, a blade 6 with a shank 7 repeating the contours of the connecting element of the disk 3, a split ring 8. On the shank 7 of the blade 6 is made a chamfer 9 and a slot 10 for a split ring 8. The shank 7 of the blade at the end of the chamfer 9 contains a bulge 11, rounding 12. The split ring 8 may contain protrusions 13 evenly spaced along the inner perimeter of the ring 8. The protrusions 13 could t contain holes 14.

При сборке рабочего колеса утолщение 11 на фаске 9 хвостовика 7 сопрягается с округлением 12 соединительного элемента диска 3. Радиус округления устанавливают в соответствии с прочностным расчетом (например, для машин этого вида равным 2-8 мм), а размеры и углы фасок хвостовиков лопаток выбирают из условия обеспечения сборки рабочего колеса. Хвостовик 7 фиксируется от осевого перемещения в замковом соединении с помощью обычного (без выступов) разрезного кольца и прорезей в упорном выступе 2 и прорезей 10 в хвостовике 7. При отсутствии утолщения 11 на фаске 9 хвостовик 7 лопатки 6 фиксируется от осевого перемещения в замковом соединении с помощью разрезного кольца 8 с выступами 13. Количество выступов 13 равно количеству лопаток 6, а размеры выступов определяются габаритами рабочего колеса и в широкой их части перекрывают торец замка лопатки 6.When assembling the impeller, a thickening 11 on the chamfer 9 of the shank 7 is mated with rounding 12 of the connecting element of the disk 3. The radius of rounding is set in accordance with the strength calculation (for example, for machines of this type equal to 2-8 mm), and the dimensions and angles of the chamfers of the shanks of the blades are selected from the conditions for ensuring the assembly of the impeller. The shank 7 is fixed from axial movement in the lock joint using a conventional (without protrusions) split ring and slots in the thrust protrusion 2 and slots 10 in the shank 7. If there is no thickening 11 on the chamfer 9, the shank 7 of the blade 6 is fixed from axial movement in the lock joint with using a split ring 8 with protrusions 13. The number of protrusions 13 is equal to the number of blades 6, and the dimensions of the protrusions are determined by the dimensions of the impeller and in the wide part they overlap the lock end of the blade 6.

При вращении рабочего колеса осевого компрессора под действием центробежных сил утолщение 11 прижимается к округленной поверхности 12, препятствуя перетокам газа, при этом разрезное кольцо упирается в упорный выступ 2 и фиксирует лопатку 6 от осевого перемещения. При отсутствии утолщения 11 на фаске 9, под действием центробежных сил выступы 13 на разрезном кольце 8 прижимаются к торцу диска и перекрывают в замковом соединении отверстия между хвостовиком 7 лопатки и соединительным элементом диска 3. Одновременно кольцо 8 фиксирует лопатку 6 от осевого перемещения. Фиксацию кольца от вращения вокруг оси осуществляют любым известным средством.When the impeller of the axial compressor rotates under the action of centrifugal forces, the thickening 11 is pressed against the rounded surface 12, preventing gas flow, while the split ring abuts against the thrust protrusion 2 and fixes the blade 6 from axial movement. In the absence of a thickening 11 on the chamfer 9, under the action of centrifugal forces, the protrusions 13 on the split ring 8 are pressed against the end of the disk and overlap in the castle connection the holes between the shank 7 of the blade and the connecting element of the disk 3. At the same time, ring 8 fixes the blade 6 from axial movement. The fixation of the ring from rotation around the axis is carried out by any known means.

Использование изобретения обеспечивает снижение веса колеса в сборке, сокращает до минимума перетекания газа через зазоры в замковом соединении, позволяет улучшить удельные параметры двигателя, повысить ресурс его работы.The use of the invention reduces the weight of the wheels in the assembly, minimizes the flow of gas through the gaps in the castle connection, improves the specific parameters of the engine, increase its service life.

Claims (4)

1. Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащее диск с упорным выступом и соединительными элементами диска, выполненными по окружности диска и образованными опорной плоскостью диска и двумя боковыми контактными гранями, направленными по плоскостям, противоположно наклоненным относительно продольной плоскости диска, лопатки с хвостовиком, контур опорной плоскости и боковых контактных граней которого повторяет внутренний контур соединительных элементов диска, средство для перекрытия зазоров и средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост», отличающееся тем, что угловые сопряжения опорной плоскости и боковых контактных граней соединительных элементов диска выполнены округленными по радиусу, а на боковых контактных гранях хвостовиков лопаток выполнены фаски по хорде меньшей радиуса округления, средство осевой фиксации лопаток выполнено в виде разрезного кольца и прорезей под разрезное кольцо в упорном выступе диска и хвостовике лопаток, разрезное кольцо установлено в прорези и образует замковое соединение, при этом величина радиуса округления и фаски выбраны из расчета предельной нормативной прочности, а средство для перекрытия зазоров выполнено в виде элемента, плотно прилегающего к диску со стороны расположения упорного выступа.1. The impeller of the axial compressor of a gas turbine engine, containing a disk with a thrust protrusion and disk connecting elements made around the disk circumference and formed by the supporting plane of the disk and two lateral contact faces directed along planes oppositely inclined relative to the longitudinal plane of the disk, blades with a shank, contour a supporting plane and lateral contact faces which repeats the inner contour of the connecting elements of the disk, means for overlapping gaps and means ax фик fixation of the blades in the dovetail lock connection, characterized in that the angular conjugations of the supporting plane and the side contact faces of the disk connecting elements are rounded in radius, and chords with a smaller chord of rounding are made on the side contact faces of the blade shafts, an axial fixation tool the blades are made in the form of a split ring and slots for a split ring in the thrust protrusion of the disk and the shank of the blades, the split ring is installed in the slot and forms a lock connection e, the value of the radius of rounding and chamfer selected from the calculation of the ultimate normative strength, and the tool for closing the gaps is made in the form of an element that fits snugly to the disk from the location of the thrust protrusion. 2. Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя по п.1, отличающееся тем, что средство для перекрытия зазоров выполнено в виде утолщений по фаске на боковых контактных гранях хвостовиков лопаток, утолщение скруглено по радиусу округления соединительного элемента диска и сопрягается с ним.2. The impeller of the axial compressor of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the means for closing the gaps is made in the form of thickenings on the chamfer on the side contact faces of the shanks of the blades, the thickening is rounded along the rounding radius of the connecting element of the disk and mates with it. 3. Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя по п.1, отличающееся тем, что средство для перекрытия зазоров выполнено в виде разрезного кольца с выступами, равномерно распределенными по внутренней стороне разрезного кольца, при этом выступы выполнены с возможностью перекрытия отверстий от зазоров по контуру соединения с элементами диска и лопаток при установленном разрезном кольце в замковом соединении.3. The impeller of the axial compressor of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the means for closing the gaps is made in the form of a split ring with protrusions evenly distributed on the inner side of the split ring, while the protrusions are made with the possibility of overlapping holes from the gaps along the connection contour with elements of a disk and blades with a split ring installed in the castle connection. 4. Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя по п.3, отличающееся тем, что в каждом выступе разрезного кольца выполнены отверстия. 4. The impeller of the axial compressor of a gas turbine engine according to claim 3, characterized in that holes are made in each protrusion of the split ring.
RU2011131736/06A 2011-07-29 2011-07-29 Gas turbine axial compressor wheel RU2476729C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011131736/06A RU2476729C1 (en) 2011-07-29 2011-07-29 Gas turbine axial compressor wheel

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011131736/06A RU2476729C1 (en) 2011-07-29 2011-07-29 Gas turbine axial compressor wheel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2476729C1 true RU2476729C1 (en) 2013-02-27

Family

ID=49121544

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011131736/06A RU2476729C1 (en) 2011-07-29 2011-07-29 Gas turbine axial compressor wheel

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2476729C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2530198C1 (en) * 2013-02-28 2014-10-10 Общество с ограниченной ответственностью "Владимирский инновационно-технологический центр" Method to attach blades to wheel hub
RU168474U1 (en) * 2016-01-11 2017-02-06 Владимир Семенович Мельников Fastening the blades of a dynamic machine to a shortened shank
RU2611497C1 (en) * 2015-11-25 2017-02-27 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2612282C1 (en) * 2015-11-25 2017-03-06 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller
RU2682205C1 (en) * 2013-11-26 2019-03-15 Мту Аэро Энджинз Аг Compressor

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2265754C2 (en) * 2003-11-11 2005-12-10 Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт"(ОАО "Силовые машины") Impeller of axial-flow compressor (versions)
RU2281403C2 (en) * 2000-11-27 2006-08-10 Дженерал Электрик Компани Gas-turbine engine blade strut insert and rotor disk unit
US7168919B2 (en) * 2004-10-11 2007-01-30 Alstom Technology Ltd. Turbine blade and turbine rotor assembly
RU2343322C2 (en) * 2004-08-06 2009-01-10 Сименс Акциенгезелльшафт Compressor vane, method of production and compressor vane application
RU2368814C1 (en) * 2008-01-17 2009-09-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Gas turbine axial compressor impeller (versions)
JP2011102586A (en) * 2009-11-10 2011-05-26 Alstom Technology Ltd Rotor for axial throughflow turbomachine and moving blade for the rotor

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2281403C2 (en) * 2000-11-27 2006-08-10 Дженерал Электрик Компани Gas-turbine engine blade strut insert and rotor disk unit
RU2265754C2 (en) * 2003-11-11 2005-12-10 Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт"(ОАО "Силовые машины") Impeller of axial-flow compressor (versions)
RU2343322C2 (en) * 2004-08-06 2009-01-10 Сименс Акциенгезелльшафт Compressor vane, method of production and compressor vane application
US7168919B2 (en) * 2004-10-11 2007-01-30 Alstom Technology Ltd. Turbine blade and turbine rotor assembly
RU2368814C1 (en) * 2008-01-17 2009-09-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Gas turbine axial compressor impeller (versions)
JP2011102586A (en) * 2009-11-10 2011-05-26 Alstom Technology Ltd Rotor for axial throughflow turbomachine and moving blade for the rotor

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2530198C1 (en) * 2013-02-28 2014-10-10 Общество с ограниченной ответственностью "Владимирский инновационно-технологический центр" Method to attach blades to wheel hub
RU2682205C1 (en) * 2013-11-26 2019-03-15 Мту Аэро Энджинз Аг Compressor
US11396891B2 (en) 2013-11-26 2022-07-26 Man Energy Solutions Se Compressor
RU2611497C1 (en) * 2015-11-25 2017-02-27 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2612282C1 (en) * 2015-11-25 2017-03-06 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller
RU168474U1 (en) * 2016-01-11 2017-02-06 Владимир Семенович Мельников Fastening the blades of a dynamic machine to a shortened shank

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2476729C1 (en) Gas turbine axial compressor wheel
US6575703B2 (en) Turbine disk side plate
JP6408888B2 (en) Turbine bucket closing assembly and its assembling method
US8894368B2 (en) Device and method for aligning tip shrouds
EP2613000B1 (en) System for axial retention of rotating segments of a turbine and corresponding method
GB2524152A (en) High chord bucket with dual part span shrouds and curved dovetail
US10662793B2 (en) Turbine wheel cover-plate mounted gas turbine interstage seal
US20100166561A1 (en) Turbine blade root configurations
RU2694603C2 (en) Method of performing work on rotor and associated profile element
CN107109958B (en) Rotor blade with active clearance control, rotating assembly and method of operating the same
CN109154201B (en) Edge blade dovetail radial support structure for axial entry bucket
US9347326B2 (en) Integral cover bucket assembly
KR20100080452A (en) Turbine blade root configurations
WO2014070438A1 (en) Belly band seal with underlapping ends
CN104251232B (en) Axial flow turbo-machine compressor drum with blades double fixed form
US8517688B2 (en) Rotor assembly for use in turbine engines and methods for assembling same
US20120156045A1 (en) Methods, systems and apparatus relating to root and platform configurations for turbine rotor blades
US10287989B2 (en) Seal support of titanium aluminide for a turbomachine
RU2559957C2 (en) Turbomachine rotor and method of its assembly
US9004872B2 (en) Bearing surface combined load-lock slots for tangential rotors
EP3088662A1 (en) Multi-stage turbine interstage seal and method of assembly
WO2020076301A1 (en) Secondary seal in a non-contact seal assembly
RU2743065C2 (en) Radial locking element for sealing of steam turbine rotor, corresponding unit and steam turbine
RU2606295C1 (en) Gas turbine engine compressor rotor
RU2570088C1 (en) Impeller of rotor of gas turbine engine with compensation of centrifugal loads

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20130926

PD4A Correction of name of patent owner